高超声速空气动力学是研究高超声速空气流动规律和空气与高超声速飞行器相互作用的科学，作为现代空气动力学的前沿，它随着现代高超声速飞行器的发展需求而发展。一般将飞行马赫数大于5的流动称为高超声速流动，也有人认为高超声速流动可定义为:随着马赫数的增大，某些物理流动现象变得越来越重要的一系列流动範畴。

高超声速空气动力学，是一典型的非线性力学领域。60年代，由于发展远程飞弹的需要，它有过一段繁荣时期。70年代，阿波罗飞船登月后，普遍认为高超声速气动问题不多了，于是高超声速研究学者迅速减少，研究工作处于低潮。80年代以后，由于在研製航天和空天飞机中，出现了大量高超声速气动力、热新问题。因此它吸引了很多 学者重新集中到这一领域，高超声速空气动力学又而临一个新的繁荣时期。

美俄经飞行器高超声速再入、载人飞船、太空梭等研究阶段，解决了“热障”、“黑障”及可重複使用等技术难题。近年来，美国又推出的3类“高超声速”飞行器，如X-51A巡航飞弹、X-37B小型太空梭和HTV-2滑翔飞行器，被视为拉动美国高超声速技术的“三驾马车”，是美国实施“全球快速打击”战略的核心武器系统，也代表了近代高超声速飞行器发展的方向。2008年2月，美国国防部向美国国会递交了《国防部高超声速计画路线图》，在这个档案中，美军扩大了高超声速技术的定义:使大气层高超声速机动飞行成为可能的技术。该路线图进一步明确了美军的高超声速计画的目的是为美军提供3项未来的作战能力:打击/持久作战能力；空中优势/防御能力；快速进入空间能力。这个路线图对上述的3个方面都提出了由一系列技术产品支撑的路线图。这些技术产品包括:吸气式高超速飞行器，如美国空军的X-51A、海军的HyFly等；高超声速助推滑翔飞行器，如HTV-2、陆军的AHW等；小型无人太空梭X-37B等。以火箭助推的X-37B和AHW获得成功，但同样以火箭助推的HTV-2在两次失败后，立即调整为“综合高超声速(IH)”计画。这些飞行器的发展极大地推动高超声速空气动力学学科的发展，特别是促进临近空间高超声速空气动力学的发展。比如HTV-2的两次飞行试验失败提醒我们在高超声速飞行器研製方面还存在科学上的盲区，对影响飞行稳定性的规律认识不足，导致控制技术的失败。特别对于临近空间的高超声速远距离滑翔飞行，时间较长，必须进行防热、气动和控制的一体化设计，其难度就远远高于一般的再入飞行器。而高速导致的飞行器表面附近的高温会引起气体的电离以及飞行器表面材料的烧蚀,在此条件下的空气动力学问题变得十分複杂，至今还缺乏有效和可靠的计算模型和实验方法及手段。再如，有动力的飞行器，如依靠超燃冲压发动机的飞行器，其发动机的工作视窗极其狭窄，错过一点点,超声速燃烧就不能维持，另一方面，温度升高使声速升高，不及时补偿的话，也会破坏超声速燃烧的条件。2010年5月26日的X-51A第一次飞行试验，因热燃气的泄漏使巡航飞行器后部的温度和压力升高,导致遥测信号丢失，飞行试验提前终止。2011年6月13日第二次飞行试验因进气道未启动失败。2012年8月14日进行的第3次飞行试验，助推器点火后不久,因其中一个控制翼出现故障，导致X-51A仅飞行16s后就坠入太平洋。这也反映了人们对和超燃冲压发动机有关的科学问题认识不足，影响了技术的发展。

自20世纪60年代以来，经过几十年的努力，取得很大进展，我国高超声速空气动力学研究能基本满足现有型号选型和部分定型试验要求，在发展理论与数值计算、地面模拟试验和飞行试验等3大手段,解决型号气动问题方面取得了大批研究成果，使得对飞行器气动特性的预测能力和设计水平有了很大提高，为我国战术战略飞弹、运载火箭、载人飞船和其他太空飞行器研製做出重要贡献。到了21世纪初，临近空间飞行器成为一个热门的新领域，临近空间高超声速飞行器的研製涉及到多方面的科学和技术,如高超声速空气动力学、热防护的理论和技术、导航制导控制理论和技术、测控与试验技术、型号总体设计、末制导与战斗部等，是21世纪航空航天领域的制高点之一，体现了一个国家的科技实力和经济实力，国家成立了“高超声速飞行器科技工程”等重大科技专项，推动工程化发展。

根据文献报导，近5年来我国在高超声速空气动力学研究和套用方面取得显着进展:研究了多种高超声速气动布局，包括轴对称旋成体、翼身组合体、翼身融合体、升力体和乘波体等，有效提高了飞行器的升阻比；建立了改善高超声速条件下静/动稳定性的气动布局设计方法；研究了对高超声速飞行气动热环境预测和热管理技术；利用理论分析、数值模拟和地面风洞试验，研究了若干种气动布局在高超声来流条件下的飞行稳定性和操纵特性，发展了飞行器动稳定性理论和CFD/RBD耦合计算方法;飞行器结构气动弹性研究取得重大进展，突破了高超声速风洞颤振试验技术等。

在风洞试验方面，一方面为取得上述成就作出了重要贡献；另一方面，也还存在不足，主要体现在3个方面:(1)试验测试技术。我国缺乏精细的气动力和气动热测量、摩阻测量、转捩与湍流测量、非接触测量、流动显示等。(2)试验模拟能力有差距。美俄都配套有多座1.2m不同类型的高超声速风洞，模拟马赫数、动压範围宽，还配有超/高超声速静风洞，可进行湍流机理方面的基础研究。(3)试验分析和支撑能力不足。美俄都形成了气动研究与型号设计紧密联繫的体系。如在X-43A的飞行试验计画中，风洞试验和数值模拟不仅为X-43A的气动外形设计提供支撑，还为发射、级间分离和飞行控制提供了技术支撑。在数值模拟方面的差距主要表现为:缺乏在特定飞行环境下计算所需物理建模的基础理论和数据、计算能力不足和数值模拟软体界面对用户不够友好等。

高超声速飞行器外形有：钝头体、小钝锥、组合体等，我国学者研究初期曾用摄动方法和数值方法（积分关係法、特徵线法、有限差分法等)研究钝体和小钝锥绕流流场与波繫结构，随后逐步套用欧拉方程、简化N-S方程进行数值模拟。高超声速飞行器绕流具有薄激波层、高熵层、複杂波系、低密度和黏性相互作用等独特流动物理现象。飞行器的複杂几何结构，特别是进气道附近，可以引起波系的相互作用，并导致机翼前沿，进气道下唇口热流增加，因此，往往需要进行气动力、气动热和推进系统一体化的设计方案。

高超声速飞行器的事故往往源自热防护失效，因此，气动加热研究一直备受重视。髙超声速滞止区，包括底部是气动热问题最严重的区域，早在20世纪60年代就给出了驻点传热率的经验公式。我国科学家利用激波风洞、电弧加热器或燃气流装置创造的高焓热流环境，进行了飞行器气动加热的实验。此外，也开展了飞行器肩部和突起物区的局部传热率的测定。发展了高温边界层理论，计算高超声速湍流边界层内的传热和传质；高温边界层转换是流动稳定性研究的难题，想要考虑由于气体热化学效应和其他诸多因素如：表面冷却速率、飞行器头部钝度、高熵层发展、局部横向流动、飞行器物面粗糙度、表面突出物、质量射流的影响。

由于电离现象发生，在高超声速飞行器周围往往会形成电浆鞘套和电离尾迹，从而影响飞行器的光电特性和通讯质量。为此，我国科学家开展了不同环境参数条件下纯空气或具有烧蚀产物的头部、后身、尾迹乃至全目标的高超声速绕流流场及其光电特性研究。理论计算了尾迹的雷达散射截面和回波特性，分析不同波段辐射係数，用激波管或弹道靶测定高温气体流场电子密度、电离速率常数、鬆弛时间，分谱辐射特性，给出环境参数及烧蚀材料对流动光电特性的影响。研究了电磁波在电浆鞘套中传播规律和受电子密度、电波频率和鞘套厚度等参数的影响规律，计算天线阻抗，提出减轻通讯中断的措施等。

于1947年由钱学森开创，指的是研究在高空低密度空气环境下当分子平均自由程与飞行物体尺度相当时的流动问题，真空物理和微流动也属于该学科的研究範畴。按照Kn数(λ/L，分子平均自由程与流动典型尺度之比）的大小，稀薄气体动力学分为三大领域：滑流领域（0.01<Kn<0.1),过渡领域（0.1<Kn<10)，自由分子流领域(Kn>10)。由于求解带有碰撞项的积分微分玻尔兹曼方程，而实际的问题还往往包含了化学与热力学非平衡，过渡领域是稀薄气体动力学研究的核心课题。国际上发展了线化玻尔兹曼方程方法、矩方法、模型方程方法、积分方法，由G.A.Bird发展起来的DSMC方法已能模拟多维複杂外形并包括气体内部的各种化学、热力学及辐射等过程，且其结果得到了微观细节和巨观气动力实验的验证。我国科学家发展了有热化学非平衡效应的DSMC方法，计箅一些外形气动力和羽流污染等问题；提出了基于玻尔兹曼模型方程的统一算法，求解了一维激波、二维冈柱、三维複杂外形问题，并推广于计算微槽道流动计算。

高超声速空气动力学研究面临的挑战在于：高速飞行条件下问题所表现出的複杂物理模型、複杂的非定常和非线性物理过程、认识複杂流动现象和演化机理的高难度、研究条件的高要求以及套用中千变万化的多样性。

(1) 重视物理建模、预测的精细化. 高超声速远程机动滑翔飞行器、远程打击武器的精确制导、新型高超声速飞机设计等，都需要準确的气动力/热数据,从而需要开展特别是转捩、湍流、分离、化学反应流、辐射、热传导和本构模型等较以前更能反映基本物理现象的研究。高超声速流动下的高温效应导致介质与壁面发生的物理化学效应等需要新的物理模型。风洞试验和数值模拟技术更加精细，包括计算和试验模型、流场品质、测量设备、计算格线、湍流模型、数据修正方法等许多方面的精细化。管理好物理建模的误差和不确定度、格线和离散缺陷产生的误差、自然变数的偶然不确定度、试验数据的误差和不确定度，以及由于对特定流动问题的特性缺乏认识而产生的认知不确定度。

(2) 重视实用的高性能计算、海量信息的提取和理解. 随着计算机技术、并行算法、格线生成技术等的不断发展，CFD将在计算複杂外形绕流， 模拟湍流、分离流等複杂流动现象方面得到快速发展，工程实用的数值风洞将得以实现， 快速气动设计将成为可能。要求分析过程的所有步骤自动化程度更高，这包括几何外形的建立、格线生成和自适应、仿真结果大型资料库的创建、所产生的海量信息的提取和理解， 并具有引导计算过程的能力。所有这些改进的本质是儘量减少用户干预， 需要求解工作链的每一步都具有高度的可靠性/鲁棒性。

(3) 重视飞行器与流动的非定常、非线性的耦合运动及控制研究。高超声速飞行器机动飞行时姿态角、角速度和角加速度等运动参数随时间剧烈变化，引发飞行器的绕流出现强烈的非定常特性， 气动力呈现迟滞、突变与分叉等非线性特徵， 气动力不仅取决于飞行器的运动姿态， 而且严重依赖于运动的时间历程、振幅和频率等参数，这又会导致飞行器运动特性的非线性变化， 从而使飞行器的气动特性与运动特性形成强烈的非线性耦合。 这种非线性的气动/运动耦合对飞行性能影响很大， 难以用现有的线性气动和飞行力学理论分析预测， 应开展流动和控制耦合作用研究，在实验方面发展相应的虚拟风洞试验技术。

(4) 重视多目标/多学科最佳化设计、发展新的交缘学科。多目标/多学科最佳化设计将成为先进高超声速飞行器设计追求的目标， 多学科分析的无缝集成将成为常态，合成的耦合模拟不用牺牲準确性或数值稳定性，但高超声速流动的複杂性使得最佳化设计方法存在特殊的困难。空气动力学将进一步与隐身、推进、飞行控制、电浆、智慧型材料与结构等相结合，形成新的交叉学科， 提出新的飞行器设计概念和设计技术。 对高超声速飞行器飞行性能起关键作用的跨尺度、跨层次、跨学科(“三跨”) 问题和非线性、非平衡、非完全确定性(“三非”)问题在短时间内难以得到解决， 将在一个较长的时间内成为高超声速空气动力学学科研究的热点，在理论研究领域的突破将催生新概念飞行器的诞生。

高超声速空气动力学随着现代高超声速飞行器的发展而发展，它给我们的启示是：

(1) 新型飞行器将向“更高、更快、更远”发展, 这些需求给空气动力学特别是高超声速空气动力学提出了严峻的挑战。 如超燃冲压发动机技术、推进-机体一体化技术、高升阻比滑翔飞行技术、气动热防护与热管理技术、智慧型流动控制技术以及稀薄气体效应、真实气体效应与化学反应流、多相流、气动/结构耦合、流动转捩及湍流模拟、气动光学、非定常、非线性等问题。

(2) 气动创新概念的探索、研究与验证是推动飞行器发展的重要手段。 国外多年来不断探索发展新概念飞行器技术， 特别是美国为验证新技术发展的X-系列验证飞行器，探索了大量创新概念的飞行器技术， 俄罗斯也非常重视气动概念的创新研究，有的技术验证机直接发展成型号，有的经技术验证机探索验证的技术已套用于型号研製或后续的研究计画之中。气动创新概念是新飞行器的摇篮， 国外十分重视此项工作。

(3) 建设速度、尺寸配套的先进风洞试验设备群，提高风洞试验数据质量和数据生产率，降低风洞试验费用和运行费用。提高风洞试验数据的精準度、风洞流场品质， 提高风洞试验自动化程度， 并不断发展和完善先进测量技术手段是当前的首要任务。要突破若干测试技术难点。例如，迄今为止，还无法给出高超声速流边界层中的精细流场，以致无法可靠地验证计算结果，特别是稀薄气体效应作用表现明显时。另外，国外还利用计算机网路开展远程风洞试验，用户不需要进入风洞试验现场就可在异地参与和完成风洞试验，这样，不仅可以为用户节省宝贵的时间和差旅费，还可免除用户往返的旅途劳顿之苦。

(4) 未来CFD突出的高速、廉价设计优势将十分明显。在考虑计算效率和算法稳定性的情况下，目前发展的数值模拟软体必须与不断发展和新兴的高性能计算机系统相协调。需要研究适用于未来计算机体系结构的大规模并行和密集存储结构的新算法、离散方法和解算器。

(5) 为了进一步推动高超声速空气动力学的发展，需加强CFD与风洞试验和飞行试验的结合。 数值计算设备是CFD的物质基础，高性能的计算设备可以弥补计算方法的不足；计算方法是CFD的灵魂， 计算方法的巧妙套用可以弥补计算能力的不足；数值模型是解决物理问题的根本， 只有建立了能够準确模拟物理现象的模型才能计算出準确的结果； 计算数据的验证是CFD走向实用的必经环节， 计算数据只有经过风洞数据、飞行数据的验证才能套用，或者计算软体必须经过验证给出的数据才是可信的。

高超声速科技已经成为21世纪航空航天领域的制高点。新一代空天飞行器可作为未来的商用飞机，实现洲际旅行的朝出晚归；太空梭可为未来太空开发提供一个更经济、 更安全进入轨道的运载工具；高超声速武器具有突防能力强、反应快速、精确打击和机动作战的能力。高超声速科技的突破将对一个国家科学技术和国民经济的发展、综合国力的提升产生重大影响。